一种自治飞艇平面路径跟踪控制方法技术

一种自治飞艇平面路径跟踪控制方法，步骤如下：(一)给定期望跟踪值：给定期望平面路径；给定期望俯仰角θc、期望滚转角φc；给定期望速度；(二)导航计算：计算消除期望位置与实际位置之间的误差所需的期望偏航角ψc；(三)姿态运动学控制计算：计算消除期望姿态与实际姿态之间的误差所需的期望角速度ωc；(四)动力学纵横向分解：将动力学方程和期望速度值按照纵横向进行分解；(五)纵向动力学控制计算：计算消除期望纵向速度与实际纵向速度之间的误差所需的控制量μlon；(六)横向动力学控制计算：计算消除期望横向速度与实际横向速度之间的误差所需的控制量μlat。该方法能跟踪任意参数化平面路径，保证闭环系统渐近稳定性能，简化了控制计算。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术提供，它为全驱动自治飞艇提供一种跟踪任意参数化平面路径的新控制方法，属于自动控制

技术介绍
自治飞艇是一类非线性力学系统，其典型飞行状态包括起飞、巡航飞行、降落等。 对于自治飞艇的巡航飞行，目前的飞行控制方法均基于动力学线性化模型进行设计，只能在平衡点附近有效。当存在模型不准确、外界干扰等因素时不能保证系统的稳定性。此外， 目前的路径跟踪控制方法均存在控制奇异点，即当对象处于某些特定位置时会引起控制失效。为解决这些问题，本专利技术“”，提出了基于动力学非线性模型的平面路径跟踪控制方法。该方法综合了基于导航的路径跟踪算法和轨迹线性化理论。由该方法控制的闭环系统是渐近稳定的，并且不存在控制奇异点，这就为自治飞艇的巡航飞行工程实现提供了有效的设计手段。
技术实现思路
(1)目的本专利技术的目的在于提供，控制工程师可以按照该方法并结合实际参数实现自治飞艇的巡航飞行。(2)技术方案本专利技术“”，其主要内容及程序是先由给定期望跟踪值进行导航计算，生成期望角度；然后进行姿态运动学控制计算得到期望角速度；将动力学方程按照纵横向分解，并分别对纵向动力学和横向动力学进行控制计算，最终得到控制量。实际应用中，飞艇的位置、姿态、速度等状态量由组合惯导等传感器测量得到，将由该方法计算得到的控制量传输至舵机和推进螺旋桨等执行装置即可实现自治飞艇平面路径跟踪功能。本专利技术“”，其具体步骤如下步骤一给定期望跟踪值给定期望平面路径；给定期望俯仰角θ。、期望滚转角 Φ。；给定期望速度。步骤二导航计算计算消除期望位置与实际位置之间的误差所需的期望偏航角Ψ。。步骤三姿态运动学控制计算计算消除期望姿态与实际姿态之间的误差所需的期望角速度ω。。步骤四动力学纵横向分解将动力学方程和期望速度值按照纵横向进行分解。步骤五纵向动力学控制计算计算消除期望纵向速度与实际纵向速度之间的误差所需的控制量ylm。步骤六横向动力学控制计算计算消除期望横向速度与实际横向速度之间的误差所需的控制量ylat。 其中，在步骤一中所述的给定期望平面路径为 路径参数，\，yp为飞艇期望平面位置；所述的给定期望俯仰角θ。、期望滚转角Φ。均为零； 所述的给定期望速度为υ。= \00为常数，11。，、《。为期望速度沿艇体坐标系的分解量。其中，在步骤二中所述的计算消除期望位置与实际位置之间的误差所需的期望偏航角Ψ。，其计算方法如下1)计算期望路径参考点的方向角6 H = arctan2(y； (m),x'p (m))，见图3所示， x'p (ezr) Udxp jdm，yp (ezr) UdypIdm。2)计算飞艇当前位置与期望路径参考点的误差{χ-Xc (^))COS^ +(y-yc (στ))sin^ -Xc (^))sin^ +(y-yc (στ))cosρ = T为自治飞艇的当前位置。3)计算期望偏航角Ψ。= ￥p+arctan2(-e, Δ)，见图3所示，Δ > 0为控制参数。其中，在步骤三中所述的计算消除期望姿态与实际姿态之间的误差所需的期望角速度ω。= τ，其计算方法如下 1)伪逆计算利用姿态运动学方程7 =tan 0 sin^ twθcosφ ρ0 cos φ m SIq0 sin φ I cos θ cos φ I cos θ r计算姿态运动学的伪逆⑴OJn = R；1 (yc)yc其中Υ = τ为自治飞艇的姿态角(滚转角、俯仰角、偏航角)，ω =/、crTsT为自治飞艇的角速度、由伪微分器求得，σ γ > 0为伪微分器的带y c7觅ο2)误差稳定控制计算^ X Ayl=diag{aln,aln,aln},Ay2=diag{anl,an2,ani},ank=-mlk, a12k = _2 ξ lkcolk，k = 1，2，3，其中阻尼ξ11;，频率《lk根据期望闭环系统的响应指标选取；选取、Z=-K1OOJ1M, Ap=-仄1OOl2;定义姿态误差Ye = Yc-Y ；计算误差稳定控制ωΒ=-Ky ^yeClt-Kyp7e(2)3)由(1)和(2)所得结果计算期望角速度ω c = ω η+ ω e其中，在步骤四中所述的将动力学方程和期望速度值按照纵横向进行分解，其分解方法如下1)动力学模型纵横向分解记自治飞艇动力学模型方程为Μ = Ρ(η) + Α(η) + α(η) + μ(3)其中M= e R6X6(i，k= 1，2，…，6)为质量矩阵；η = τ，其中 υ =T为自治飞艇速度沿艇体坐标系的分解量；F(il) = τ为气动力项；G(il) = T为重力和浮力项；μ = Τ为控制量。动力学模型方程⑶中各项的具体值随不同飞艇结构和参数而不同，在实际应用中根据实际情况确定。将方程(3)按照纵横向运动分解为纵向动力学方程MlJhm = Flon + Alon + Glon + μ1οη(4)和横向动力学方程M1Jhat = Flat + Aht + Ght + μ1α,(5)其中纵向状态Jllon= T，横向状态ηlat = T，下标为Ion和Iat的各项分别表示纵向运动项和横向运动项。2)期望速度纵横向分解将期望速度υ。，ω。按照纵横向分解为纵向期望速度ni。n,。= T和横向期望速度 nlat,。= T0其中，在步骤五中所述的计算消除期望纵向速度与实际纵向速度之间的误差所需的控制量U ，其计算方法如下1)伪逆计算利用(4)式计算纵向动力学的伪逆μ— = M,Jjlahc - Flon ) - Ahn (η1οη ι:) - Glon )(6)其中μ由伪微分器、^(力=；^求得，Ol。n>0为伪微分器的带宽。rUon,c^ ^uIon2)误差稳定控制计算计算Kd、WG-、 ，定义^9tIlon叫 Bhn = MhI ；Λ ,1 =^g { 21P 212' 213)，=^Kl, 222, 223} ‘ = , 22i = A , k = 1，2，3，其中阻尼 ξ21 ，频率 & 根据期望闭环系统的响应指标选取；选取^^ ==紀淀义纵向状态误差n ion, e = n lon,。- n lon ；计算误差稳定控制μ lon, e = -Klonj J f n lon, edt-Klon, ρ n lon, e (7)3)由(6)和(7)所得结果计算纵向动力学控制量Ulon= μ1οη, +μ1οη,6其中，在步骤六中所述的计算消除期望横向速度与实际横向速度之间的误差所需的控制量Ulat。其计算方法如下1)伪逆计算利用(5)式计算横向动力学的伪逆μ Λ， = Mlat^lat c - Fht (η1α, ο) - Alat {t]M c) - Glat (η1α, ο)(8)其中u由伪微分器= 求得，。lat >0为伪微分器的带宽。"at,c‘3 ^uIat2)误差稳定控制计算权利要求1.，其特征在于其具体步骤如下步骤一给定期望跟踪值给定期望平面路径；给定期望俯仰角θ。、期望滚转角Φ。；给定期望速度；步骤二导航计算计算消除期望位置与实际位置之间的误差所需的期望偏航角Ψ。； 步骤三姿态运动学控制计算计算消除期望姿态与实际姿态之间的误差所需的期望角速度《。；步骤四动力学纵横向分解将动力学方程和期望速度值按照纵本文档来自技高网...

【技术保护点】
１．一种自治飞艇平面路径跟踪控制方法，其特征在于：其具体步骤如下：步骤一　给定期望跟踪值：给定期望平面路径；给定期望俯仰角θｃ、期望滚转角φｃ；给定期望速度；步骤二　导航计算：计算消除期望位置与实际位置之间的误差所需的期望偏航角ψｃ；步骤三姿态运动学控制计算：计算消除期望姿态与实际姿态之间的误差所需的期望角速度ωｃ；步骤四　动力学纵横向分解：将动力学方程和期望速度值按照纵横向进行分解；步骤五　纵向动力学控制计算：计算消除期望纵向速度与实际纵向速度之间的误差所需的控制量μｌｏｎ；步骤六　横向动力学控制计算：计算消除期望横向速度与实际横向速度之间的误差所需的控制量μｌａｔ。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：郑泽伟，霍伟，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：11